CN86108855A - 在空心翼上制造薄膜冷却槽的方法 - Google Patents

Abstract

空心翼有一条在翼壁中纵向延伸的槽，槽的出口在翼的外表面上。在此翼的制造过程中，通过加工出一条由外表面到内表面完全贯通翼壁且与槽相贯的通道，形成一个从翼内冷却介质空腔到槽的调节通道，以将定量的冷却介质流体输送到槽中。用一个塞子或用焊合的办法将通道在槽与翼外表面之间的部分堵塞。从翼内流出的冷却流体经未被堵塞的那一部分通道流入槽中，随即经过槽流到翼外，形成一层覆盖在翼表面的冷却薄膜。

Description

本发明涉及翼的制造。

众所周知，把从一个内腔出发，流经许多小通道的冷却空气传给翼的外表面，可以使翼的外表面得到冷却。我们所期望的是，离开通道的空气在通道口顺流方向尽可能长的距离上夹带在翼表面上的附面层中，从而在热的主气流和翼表面之间形成一层冷却空气保护膜。通道轴线与翼表面的夹角以及它与流经通道出口处翼表面的热气流的流向的关系是影响薄膜冷却效率的重要因素。薄膜冷却效率E定义为主气流温度（Tg）与在顺流方向距通道出口距离为X处的冷却薄膜的温度（Tf）的差值除以主气流温度与通道出口处（即X＝0处）的冷却介质的温度（Tc）的差值，则，E＝（Tg-Tf）/（Tg-Tc）。薄膜冷却效率随距通道出口的距离X的增加而迅速降低。在尽可能长的距离和尽可能大的表面积上保持高的薄膜冷却效率是翼的薄膜冷却的主要目标。

在这项技术中，众所周知的是：冷却发动机的翼只能使用极少量的冷却空气，因为冷却空气是从空气压缩机中获得的工作流体，它在气流通道中的损失会急剧降低发动机的效率。翼的设计者们面临的问题是，用规定的最大冷却流体流量冷却所有的发动机翼。从一个内腔流经各单个冷却通道进入气流通道的流体的量是由冷却通道的最小横截面（调节面）控制的。一般都把调节面设在通道与内腔相贯处。假设内部和外部的压力是不可调的，或者至少是设计者所不能控制的，那么全部冷却通道以及从翼导出的小孔的调节面的总和就控制着从翼中流出的冷却介质的流量。设计者的任务就是确定通道的尺寸和通道之间的间距，以及通道的形状和排列方向，以便使翼的全部表面的温度都保持在临界设计温度以下。这个临界设计温度是由翼的材料性能、最大应力和寿命必要条件所决定的。

从理论上说，期望用冷却空气的薄膜覆盖100%的翼表面，然而，离开通道口的空气所形成的冷却薄膜带一般不比或者很难比垂直于气流方向的通道口尺寸更宽。对冷却通道的数量、尺寸和间距的限制使得这种保护膜产生了裂缝和/或产生了薄膜冷却率低的区域，这样就可能产生局部的热斑。翼的热斑是限制发动机工作温度的一个因素。

霍华尔德（Howald）的美国专利第3，527，543号使用圆形横截面的、渐扩的锥形通道，以增加附面层中夹带的来自给定通道的冷却介质的量。这些通道还最好安排在一个纵向延伸的平面上或者部分地朝着气流的方向，以使冷却介质在离开通道顺流运动时沿纵向扩散。尽管如此，烟雾流显形试验和发动机实物检则已经表明：从一个椭圆形通道出口（即霍华尔德，Howald）出来的冷却介质膜的纵向宽度在冷却介质喷射到翼表面之后最多只在纵向继续扩展大约一个通道口短径的长度。由于这一事实，加上通道之间的纵向间距一般是通道口直径的三至六倍，结果在纵向间隔的通道之间及其顺流方向的翼表面就不能接受到那排通道喷出的冷却流体。在霍华尔德（Howald）的US    3，527，543专利中所述的那种圆锥形的、带角度的通道所提供的覆盖范围可能至多不大于70%（在两相邻的喷孔中心之间被冷却介质覆盖的距离的百分数）。

脱离冷却通道的空气的速度取决于通道进口处空气的压力与通道出口处的气流压力的比值。一般来说，该压力比越大，脱离速度就越大。脱离速度太大，会使冷却空气进入主气流被带走，而不提供有效的薄膜冷却。压力比太小将会导致主气流被吸入冷却通道而引起该处翼片冷却的完全丧失。翼片冷却的完全丧失通常会带来灾难性的后果，由于这一原因，通常要维持一个安全余量。为维持安全余量所需的超额的压力促使设计向高压力比的方向发展。对高压力比的承受能力是薄膜冷却设计所期望的一个特性。如上面讨论过的霍华尔德（Howald）的专利，通过将通道做成锥形来扩散冷却空气流，有利于产生这种承受能力，但那里所说的狭小扩散角（最大夹角12°）要求通道长，因而也就要求翼壁厚，这样才能使脱离速度减小。脱离速度的减小常被认为是最合乎减少薄膜冷却设计对压力比的敏感性这一需要的。在西旦斯蒂克（Sidenstick）的美国专利US    4，197，443中所述的那种形状为不规则四边形的扩散通道也存在相同的限制。为了保证冷却流体不与锥形壁发生分离并使其在流入热主气流时完全充满通道，其中所述的最大扩散角度在两个相互垂直的平面上分别是7°和14°。因为扩散角有如此的限制，所以只有用较厚的翼壁和使通道在翼展方向上有一倾角，才能形成较宽的通道出口并使通道之间的纵向间隔较小。最好改用大扩散角，但用已有的技术，这是做不到的。

日本专利55-114806在其图2和图3（在此复制成为已有技术的图15和图16）中，显示了一个空心翼，它有一列沿纵向配置的圆柱形通道，这些通道都通入一条在翼外表面的纵向的槽。那项专利似乎说，在冷却流体离开此槽到达翼表面时，从各相邻通道出来的冷却流体就混合起来，在槽的整个长度上形成厚度一致的冷却流体薄膜。而我们的试验表明，从各圆柱形通道出来的冷却流体是以一个宽度基本恒定的带形作顺流运动的，带的宽度大体上是通道的直径，导致两条相邻的冷却流体带混合的任何扩散只发生在沿顺流方向很远的地方，以致在那些地方的薄膜冷却效率远远低于绝大多数翼的设计要求。

比尔艾欧（Beer    et    all）的美国专利US    3，515，499描述了一种用一叠经腐蚀的薄片做的翼。做成的翼包括数个具有多个沿纵向间隔配置的通道的区域，这些通道都由一个内腔通向一条公共的、沿纵向延伸的槽，据说冷却空气从此槽流出就形成了一层覆盖在翼外表面之上的冷却空气薄膜。在其图1中，每个通道似乎都从其入口收缩到一个最小横截面上，并且在那里与槽相贯。在图9所示的另一实施例中，似乎有一个小的尺寸恒定的通道，通入一个宽得多的槽。这两种结构很可能都有讨论日本专利时所说的那种缺点，即冷却流体进入主气流之前不会均匀地充满这个槽，而且在槽口处的顺流方向的薄膜覆盖范围很可能会大大低于100%。

其它与薄膜冷却翼外表面有关的出版物有：美国专利US    2，149，510;US    2，220，420;US    2，489，683;和《飞行与飞机工程师》（“Flight    and    Aircraft    Engineer”）第2460号，第69卷，3/16/56，第292-295页，所有这些出版物都显示了纵向延伸的槽在冷却翼的前沿表面或冷却翼的压力侧和真空侧表面上的应用。那里所示的槽都完全贯通翼壁，直接与内腔沟通。从结构强度的观点来看，这样的槽是不理想的，而且这种槽需要极大的流率。

美国专利US    4，303，374显示了一种用于冷却翼后缘的暴露的、截短了的表面的结构。这种结构包括许多纵向隔开的、在翼后缘范围内渐扩的通道。相邻的通道在它们的出口端处会合以便在截短了的表面上形成一层连续的冷却空气薄膜。

由T.F.欧文、Jr.和J.P.哈特内特（T.F.Irvine，Jr.and    J.P.Hartnett）编辑的、高等院校出版社（Academic    Press）（N.Y.1971）出版的系列刊物《热传导进展》（“Advances    in    Heat    Transfer”）第7卷，第321-379页，有一篇理查德J.戈尔德斯坦（Richard    J.Goldstein）写的题为薄膜冷却的专题文章，作了一个关于薄膜冷却技术的综述。该篇综述显示了各种不同形状的完全贯通被冷却的翼壁的细长槽，也显示了贯通翼壁的圆形截面的通道。

本发明的一个目的就是使制造这样一种翼成为可能，这种翼有一条薄膜冷却槽，在那里没有通向翼内部的入口，但可以加工出从一个翼内隔腔到该槽的调节通道。

根据本发明，空心翼有一个在内部的冷却介质空腔和一条在翼壁中纵向延伸的槽，此槽从其在翼壁中的底面延伸至在翼外表面上的出口。在此翼的制造中，先加工出一个完全贯通翼壁且与槽相贯的通道，再在下一步骤中堵塞在翼外表面与槽之间的那一部分通道，以防止冷却流体从槽中经过所堵塞的那一部分通道漏失，这样就做成了一个从冷却介质空腔到槽的调节通道，用来向槽内输送定量的冷却流体。

本发明适用于制造这样的空心翼：在那里，冷却介质从翼中的一个内腔流经一条或多条调节通道注入一条在翼壁中成形的，沿翼展方向延伸的槽中，这些调节通道从内部的隔腔出发，与槽相贯。从调节通道来的冷却流体充满槽并以薄膜的形式离开槽口，这层薄膜覆盖在沿槽口处顺流方向的翼外表面上。当应用于一些燃气涡轮发动机时，调节通道必须做得很小，尺寸必须很精确，而且它们还必须精确地定位，这样，当槽在翼壁中被加工或被成形时，调节通道才可在合适的位置与槽相贯。当翼被铸成单件时（与之相反的是铸成以后才结合在一起的分离的半件），并没有便于加工调节通道的通向翼内部的入口，本发明不需要在铸造翼的同时铸造这样的调节通道，因而也就避免了这样做所带来的困难。

根据本发明，用诸如一般钻孔、电火花加工、电化学加工、激光钻孔或类似的方法从翼外面加工调节孔，钻出的调节通道完全穿透翼壁，并且一般在槽底面附近的理想的位置与槽相贯。然后，用任何适当的方法堵塞所钻通道的外面那一部分，例如，可以在通道中粘堵或钎接一个塞子，或者在翼外表面的通道出口焊一层表面，或者干脆在翼外表面施一涂层，以该涂层封闭通道。通道的另一端向翼的内隔腔开口，接受来自内隔腔的冷却介质流体且将其导入槽中。冷却介质流体不能从通道的堵塞端漏失，所以全部冷却介质流体都在槽内扩散并从槽口离去。

每个槽的调节通道的数量取决于槽的长度、槽出口的横截面积以及调节通道的横截面积。选择槽的尺寸和排列方向以及调节通道的尺寸和间距时，必须保证冷却介质流体在槽出口的整个长度上成为附在翼外表面上的连续膜离开槽口。参数的选择也最好能得到用最小量的冷却介质充分地冷却最大的翼表面积的结果。

借助于以下对如附图所示的最佳实施例的详细说明，本发明上述的和其它的目的、特征和优点将会变得更明显。

图1是燃气涡轮发动机转子组件的部分透视图。

图2是图1转子组件的空心的涡轮叶片拆除部分另件后的侧视图。

图3是沿图2中3-3线的剖视图。

图4是图3中4-4区域的放大视图，显示了根据本发明的一个实施例所制成的冷却通道。

图5是沿图4中5-5线的剖视图。

图6是沿图5中6-6线的剖视图。

图7是图3中7-7区域的放大视图，显示了根据本发明制造的冷却通道的另一个实施例。

图8是沿图7中8-8线的剖视图。

图9是基本上沿图1中9-9线的剖视图，显示了用于翼台冷却的本发明的冷却通道。

图10是沿图9中10-10线的剖视图。

图11-13描述了原始的冷却通道结构，可将本发明与这些结构进行对照比较。

图14是一个可用来比较本发明冷却通道结构的薄膜冷却效率和图11-13的原始结构的薄膜冷却效率的曲线图。

图15和图16分别是先有技术日本专利55-114806中图2和图3的复制件。

图1是本发明一个典型的实施例，它是燃气涡轮发动机的涡轮组件10的一个部分的简化的透视图。组件10包括一个有许多叶片14牢固地连在其上的叶轮12。在这一实施例中，每个叶片14含有一个从根部18向翼展方向或纵向伸展的空心翼16，根部18与该翼是一体的。台20配置在与之一体的翼16的底面，翼与台实际上是垂直的。在这一实施例中，根部18具有普通冷杉树形状并安装于叶轮12的轮缘内的相应的冷杉树形槽22内。可用侧板或其它合适的方法连接叶片14和叶轮12的轴向相对的端面，以保持叶片在叶轮园盘内，并且控制经过隔腔26（台底面28和叶轮轮缘30之间所形成的）以及经过每一根部18下的轴向延伸的通道32而横穿涡轮级的冷却气流。图1中侧板34配置在涡轮组件10的顺流下游一侧。与涡轮组件10相配合的这种侧板和其它燃气涡轮发动机部件及另件（未示出）以一种技术上为众所周知的方法控制隔腔26和通道32内的冷却流体的压力和流量。

参阅图2，侧视图中显示了一个去掉叶轮12后的叶片14。图2和图3清楚地显示出翼14包括一个具有外表面36和内表面38的翼壁34。内表面38确定了一个纵向延伸的内腔，此内腔被纵向延伸的筋46、48分隔成多个相邻的纵向延伸的隔腔40、42、44。在根部18内的通道50与隔腔40相通，而在根部18内的通道52与隔腔42和44相通。发动机工作时，从通道32（图1）向通道50、52送进压缩的冷却介质流体。举例来说，这种流体可以是经空压机排出的空气。

根据本发明的一个实施例，翼16包括一个在翼壁34真空侧的纵向延伸的槽54。槽54大体上在翼的整个翼展长度上延伸，虽然这并不是必需的。再参阅图4和图5，槽54由底面55和一对彼此相距很近并且相向的纵向延伸的面56、58组成，面56、58与翼的外表面36相交，形成了一个纵向延伸的槽出口59。壁34内的许多调节通道60在靠近槽54的底面55的地方与表面56相贯，形成调节通道出口62。每一通道60的另一端与翼16的内壁38相贯，确定了调节通道入口64。通道60沿槽54的长度方向是纵向彼此隔开的，并且提供一个从隔腔42到槽的冷却介质流体的计量流量。虽然，在这个实施例中所示的通道60具有一个圆形截面，但是对于本发明来说，截面形状不是关键性的。

通道60的排列方向最好能引导从通道出口出来的冷却介质流体与通道对面的槽面58成锐角，以产生对壁的撞击冷却并使冷却介质流体在槽内扩散。在这一最佳实施例中，通道60引导冷却介质流体与面58成90°角。此角最好不小于60°。对于小于90°的角，最好是将流体导向槽底面55而不是导向槽出口。

整个说明书和权利要求书中，顺流方向被认为是流经翼外表面的热的气体或工作介质的的方向，这一方向在图中由箭头35表示。槽54的取向使由此出来的冷却流体在顺流方向上有一个主要的速度分量，这就需要槽面56、58与翼的外表面36以影锥角相贯，这种角度在图4中用希腊字母θ₁和θ₂表示。这些角度以不大于约40°为妥，最好不大于30°。在这个实施例中，从槽底面55到刚过调节通道60出口62的一点之间，槽面56、58是平行的，然后面56以一个最好在大约5°到10°之间的小角度α偏离面58，这就进一步使冷却介质流扩散，并有助于引导它更接近槽出口处的翼表面顺流方向。

槽54和通道60可用任何合适的方法制造。制造这些细部的最理想的方法将取决于若干因素，例如制造叶片14的方法、制造叶片所用的材料和这些细部的尺寸，尤其是调节通道60的尺寸。对于某些用途来说，调节通道直径可能需要小到0.010英寸。如果叶片是单件整体铸造的，则铸造很小直径的调节通道就变得困难和昂贵了。一种在叶片铸成之后再加工出这些通道的方法，最好参照附图6加以叙述。槽54既可以在铸造叶片的同时铸在翼上，也可以在铸成的翼上机加工成形，例如用电火花加工（EDM）或其他合适的工艺。采用诸如激光钻孔、EDM或者其他合适的工艺，把适当尺寸的调节通道60加工成从翼的外部贯穿整个壁34的厚度，然后将用小棒制成的塞子钎接、焊接或粘接到槽面58前方的那部分机加工成形的通道内。另外，可以在外表面用表面焊接来封闭通道。甚至在翼的外表面涂敷陶瓷绝热层也足以封闭通道。

如上所述，决定调节通道60的最适宜数量的因素包括槽在翼展方向的长度和与调节通道出口横截面积有关的槽出口的横截面积。作为极限情况下的例子，图2中，翼16包括一排在翼展方向上长度较短的槽68。每个槽68包括一对彼此相距很近、纵向延伸且彼此相对的表面，分别为70和72。在这一实施例中，从槽底面74到出口76之间，面70和72都是彼此平行的。每一槽68由一个以90°角与面70相贯的单独的调节通道78供应流体，形成调节通道出口80。调节通道入口81与空腔40相通。并且，在这一替换的实施例中，每个槽68的相对的端壁83彼此以一个两倍于β的夹角相偏离。β可以是0°到40°之间的任一角度。

关于图2-8所述的冷却通道的另一个应用是用于冷却叶片14的台20（图1）。最好根据图1.9和10来描述这一应用。与图2中的槽54相似的槽82用铸造或其他方法在台20中成形，在台面86上有它的细长的出口84，发动机的热主气流由此经过。在该实施例中，台底面28包括一个沿径向向内延伸的凸起部88，使槽能做得深一些。凸起部80内的多个调节通道90最好以90°角与槽面92相贯，形成调节通道出口94。调节通道入口96与台下的隔腔26内的冷却介质流体相通，它所接受的冷却空气的压力大于槽出口84处主气流中的冷却空气的压力。

为清楚起见，图1中显示的叶片被大大简化了。举例来说，一个实际的涡轮翼可能包括几个槽，象槽54，和几列槽，象槽68，或者是几列在翼展方向排列的技术上众所周知的其它结构的冷却通道。这些槽和通道可以位于翼的压力侧或真空侧。叶片台也可以包括在其他位置上的附加槽，象槽84。因此，图中显示的叶片只是说明性的而不是限定性的。

为比较起见，将具有类似于图2-5所示形状的一个冷却介质通道与一排如图11-13所示的形状的孔，以下称“原始”结构，作试验对比。图14的曲线图显示了试验结果。在图14中，水平轴是一个无量纲参数P，其值为距冷却通道出口的距离X（在经过出口的主气流方向上）与一个直接关系到离开通道的冷却空气的质量流率的数字之比。垂直轴是在通道出口顺流方向X距离处所测得的薄膜冷却效率E（如前面所定义的）的大小。冷却效率可能的最大值为1.0。由于P与距通道出口的距离直接有关，且出口顺流方向的距离是这些试验中唯一的变量，因此，可以认为P是通道出口顺流方向距离的大小。

标记A的曲线是一排如图11-13所示的通过试验板202的原始冷却通道200的试验曲线。除偏离角度是10°外，该原始结构与西旦斯蒂克（Sidenstick）的美国专利US    4，194，443中所描述的冷却通道是相似的。每一通道的面积比Ae/Am都是10，0，其中Ae是图11中所标Ae面上测得的通道出口横截面积，而Am是在所标Am面上测得的调节段204（图11）的横截面积。间距与直径之比p/d是6.58，其中小p（图12）是相邻调节段200的中心之间的距离，d是调节段的有效直径，即具有相同横截面积Am的圆的直径。尽管西旦斯蒂克（Sidnstick）建议最大偏角为7°，我们发现这些原始通道气流流得“满”，从而形成一种实际上与通道出口宽度一样宽的冷却薄膜。

标记B的曲线是与图11-13所示相同的原始结构的曲线，其间距与直径之比P/d为6.57而面积比Ae/Am为3.6。

曲线C是根据本发明在一个平滑的试验板上制成的并与图4和图5截面形状相似的冷却通道的曲线。用图4和图5中的标记，θ₁为30°，θ₂为40°，α为10°时，则面积比Ae/Am为12.0，而间距与直径之比P/d为6.22。Ae是图4中标有其符号的面上测得的，该面与表面58垂直。Am是调节通道在其出口62处的横截面积。间距P是调节通道60之间的距离，如图5所示，直径d是调节通道出口62的直径。

曲线D代表根据本发明制造的冷却通道的数据，但是在这里，槽面56、58从其底面到槽出口都是平行的（即α＝0）。在该试验中，θ₂为40°，间距与直径之比为6.57，而面积比为4.0。

曲线A和C所描绘的试验是在一个弯曲的风洞内进行的，而曲线B和D所描绘的试验是在一个二维风洞内进行的。在曲线B（原始的）和D（本发明的）之间，在20个单位长的距离和80个单位长的距离处，本发明的薄膜冷却效率分别高出0.23和0.08。相对于曲线A和C所表示的结构，在20、60、200和800个单位长的距离处，本发明的薄膜冷却效率分别提高0.11、0.07、0.03和0.02。为把这些变得更直观些，假定在通道出口处冷却介质温度为1200°F，而主气流温度为2600°F，则冷却效率增加0.02就表现为在冷却介质质量流率相同的情况下，冷却薄膜的温度下降大约28°F。

虽然，就最佳实施例而论，本发明已被显示和描述了，但在不脱离其精神和范围的情况下，本发明的形式上和细节上的其它各种变换和省略是可以作出的，对此，精通该项技术的人是应当能够理解的。

Claims (5)

1、一种包括一个具有一个能确定翼的外部形状的外表面和一个在所述翼内至少确定冷却介质隔腔的一部分的内表面的翼壁的、纵向延展的空心翼的制造方法，其步骤如下：

在所述壁中加工一个槽，该槽有一个在所述壁内的底面并包括一对彼此隔开且相对的、从底面向外表面延伸且在外表面形成一个纵向延伸的槽出口的侧面；

从壁的外表面朝壁的内表面，穿过壁，至少加工一个通道，该通道与两个槽侧面相贯，并在冷却介质隔腔与壁内表面相贯，形成能将一定量的冷却介质流体从冷却介质隔腔传送到槽内的调节通道入口；和

堵塞翼的外表面和槽之间的一段通道，避免冷却介质流体从槽经过该通道向外泄漏。

2、根据权利要求1的空心翼的制造方法，其特征在于，所述的堵塞步骤包括在翼的外表面和槽之间的一段通道内安置一个塞子。

3、根据权利要求1的空心翼的制造方法，其特征在于，所述的堵塞步骤包括在翼外表面的通道开口上施加一个焊接表面。

4、根据权利要求1的空心翼的制造方法，其特征在于，所述的堵塞步骤包括在翼的外表面施加一个涂层，将翼外表面的通道开口完全覆盖。

5、根据权利要求1的空心翼的制造方法，其特征在于，通道被加工成与槽的第一个表面以60°至90°角相贯。

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